背景（１） 衝突試験の例（電力ハ ネス）
背景（１） 衝突試験の例（電力ハーネス）
• 試験サンプル
タイコレイケム製 55/0112 22 9
タイコレイケム製 55/0112-22-9
• 試験結果
– 0 15mmかつ速度4 4km/sのプロジェクタイル(ガラス)において ハーネス被覆を破る
– 0.15mmかつ速度4.4km/sのプロジェクタイル(ガラス)において，ハ ネス被覆を破る
クラックはなし。
– 0.2mmかつ速度3.81km/sのプロジェクタイル(ガラス)にて，ハーネス被覆を破るクラッ
クが発生．ただし，持続放電などの短絡故障には至らず。， 続放 ず
– 0.3mmかつ速度4.01km/s のプロジェクタイル(SUS)にて，被覆を破りかつ心線の切断
および持続放電が発生。隣接するハーネスに焼損痕を形成する．
– 0.5mmかつ速度4.4km/sのプロジェクタイル（アルミナ)にて，被覆を破りかつ芯線の
切断およびアルミ基板への短絡に至る。
• 結論
超高速・高真空領域の0 1mm 以下の微小粒子の衝突に
– 超高速・高真空領域の0.1mm 以下の微小粒子の衝突に
おいて、ハーネスの断線や、放電による損傷を受けるこ
とはない。但し、微小粒子の条件によっては持続放電が
発生し、ハーネスの溶断による開放、もしくはハーネス間
の短絡およびサブストレートへの地絡故障に至る。
0.3mm以上は注意が必要。 直径0.3mmステンレス、
衝突速度4.01km/s
背景（２） マニュアル制定中に起きた事故
背景（２） マニュアル制定中に起きた事故
2009.2.10 ロシアの軍事通信衛星シアの軍事通信衛星
とイリジウム（Iridium）社の通信衛
星との衝突事故
低軌道衛星の衝突事故 破壊実験
1200
低軌道衛星の衝突事故・破壊実験
1000
1200
US upper stage (Thor)と
CZ-4 launcherの破片が衝突
800
ｋ
ｍ
）
Cosmos1934とCosmos98が
衝突
IridiumとCosmos2251が衝突
中国の破壊実験
400
600
高
度
（
ｋ
AURA(オゾン観測衛星)
にデブリ（又はメテオロイド）
が衝突
CeriseとAriane upper
stageの破片が衝突して
姿勢安定ブ
IridiumとCosmos2251が衝突
200
400
が衝突
Ceriseの姿勢安定ブーム
が破損
0
1990 1995 2000 2005 2010
年
静止軌道での不具合実例
静止軌道での不具合実例
①2006.3.29 露静止衛星Express AM11に突然外的圧力が加わり、熱制
御システムが減圧、冷却液を噴出。
②2006 7 9 欧静止衛星Meteosat-8の故障。軌道が突然変化、東西方向
②2006.7.9 欧静止衛星Meteosat 8の故障。軌道が突然変化、東西方向
の位置制御スラスタの１つが破損、更に外壁が破損して一部
の部品が宇宙空間に露出した。
アウトライン
アウトライン
• 背景
• WG３の活動
WG３の活動
• スペースデブリ防護設計マニュアルの概要
• 今後の課題
• まとめ
• まとめ
WG3活動内容（１） 衝突試験
WG3活動内容（１） 衝突試験
内容
• 内容
– 微小粒子が衝突する確率の高い人工宇宙機の表面コンポー
ネント及び部材を中心に行ってきている 特にADEOS-Ⅱの電力
ネント及び部材を中心に行ってきている。特にADEOS Ⅱの電力
の異常低下の不具合を鑑み、電源系機器においては外部に
電源を付加することで衝突による損傷だけでなく、衝突時に発
生するプ ズ 影響も評価 た
生するプラズマの影響も評価した。
• 実施した対象物
– 太陽電池パネル
– 太陽電池パネル
– 電力ハーネス（タイコレケム線 ５５－０１１２－２２－９）
– 構体系（アルミ/CFRPハニカムサブストレート）
部 )
– 熱制御部（MLI)
– 防護部（アルミプレート）
WG3活動内容（２） 数値解析
WG3活動内容（２） 数値解析
衝突試験結果 妥当性を立証すると共 設備上 理由 試験
• 衝突試験結果の妥当性を立証すると共に設備上の理由で試験によって
得られない高速領域を衝突解析ソフトウェア（Hydrocode) AUTODYN
®V6.1を用いて解析している。
• 解析結果の一例
– ハーネスへの衝突解析の結果と持続放電が生じた衝突試験ケースの結果
が良く一致した。従って、解析した下記２ケースであるプロジェクタイルサイズ
が良く 致した。従って、解析した下記 ケ スであるプ ジ クタイルサイズ
Φ0.1mm では持続放電に到る可能性は低いことが分かった。
No. 解析内容 プロジェクトタイル 衝突速度 初期運動エネルギー
１ 三次元 電力ハーネスへ アルミナΦ0 1mm 15km/s 0 21J（1本目露出）
１ 三次元 電力ハ ネスへ
の衝突解析
アルミナΦ0.1mm 15km/s 0.21J（1本目露出）
２ 三次元 石 Φ0.1mm 20km/s 0.27J（1本目露出）
デブリの全体量に占めるＥＪＥCTAの割合
ＥＪＥＣＴＡは大きさ数 以下の主要要因
- ＥＪＥＣＴＡは大きさ数ｍｍ以下の主要要因 ｰ
デブリの全体量
(赤線）
eject
aの量
(赤線）
(青線）
（1 mm）
(1 00 μm)
ESAの解析によるデブリの発生要因推定 （横軸：デブリの直径、縦軸：衝突頻度）
ESAの解析によるデブリの発生要因推定 （横軸：デブリの直径、縦軸：衝突頻度）
作成文書の体系とマニュアル構成
作成文書の体系とマニュアル構成
• 基準文書体系
基準文書体系
第３階層 第４階層
JERG-2-144 スペースデブリ防護設計標準 JERG-2-144-HB スペースデブリ防護設
計マニ ル
• マニュアル構成
般要求事項
計マニュル
– 一般要求事項
– MMOD耐衝突設計における留意事項
– リスクアセスメントの流れと概要流 概要
– 各コンポーネント/サブシステムのリスクアセスメント
– デブリ環境モデル
高速度衝突試験
– 高速度衝突試験
– 高速度衝突解析（数値解析）
– 付録Ⅰ～Ⅶ
耐デブリ設計の留意事項
耐デブリ設計の留意事項
デブリの（MMOD)環境の把握
• デブリの（MMOD)環境の把握
– 防護に関するアプローチは、総合的に考えることが重要。
– MMODのフラックス、衝突速度、衝突角度分布を評価すること。MMODのフラックス、衝突速度、衝突角度分布を評価する と。
• 危険領域の特定
– 円軌道を周回するほとんどの3軸制御宇宙機の場合、宇宙進
行方向（RAM方向）に面している表面が これに当たり 最もデ
行方向（RAM方向）に面している表面が、これに当たり、最もデ
ブリとの衝突頻度が高く、衝突速度も速い。このため、クリチ
ティカル機器は、ラム面は避け、機器内部に配置したり、反ラ
ム面 地球方向面 ラム面に対して他の機器の影部分に配置
ム面、地球方向面、ラム面に対して他の機器の影部分に配置
するなのど検討を行う。
• クリティカル機器の特定
FMECAを行う とにより シ にクリ カ な機器や影響
– FMECAを行うことにより、ミッションにクリティカルな機器や影響
しやすい機器を特定する。
リスクアセスメントの流れ
リスクアセスメントの流れ
リスクコンポーネントの抽出
宇宙機の軌道条件
コンポーネント搭載条件
故障モードと
設計変更
（構造、配置、
防御、冗長系）
宇宙環境モデル
故障モ ドと
それを招く衝突条件
（衝突条件：損傷特性）
衝突試験/
衝突解析
被害の度合い
リスク評価
衝突確率
リ ス ク
判定
対策要
許容内，もしくは可否判定
15
対策不要、または通常のリスク監視
アウトライン
アウトライン
• 背景
• WG３の活動
WG３の活動
• マニュアルの概要
• 課題
• まとめ
• まとめ
課題１：環境モデル
課題１：環境モデル
• 代表的なモデルとしては、MASTER、ODEM2000及びSPDAMが存在する。但し、衛星
設計で問題となる100 m >1 mにおいてモデル間の差が大きい 設計に使用
設計で問題となる100 m～>1ｃmにおいてモデル間の差が大きい。設計に使用
する場合、各モデルの最悪条件を用いることを推奨する。
>10 m >100 m >1 mm
>1 cm >10 cm >1 m
課題２：損傷の数式化
衝突試験には、速度の制約が存在する。数値解析に速度の制約はないため、試
験での整合性が確認されたならば 数値解析により弾道限界の曲線を得て数式化
課題２：損傷の数式化
験での整合性が確認されたならば、数値解析により弾道限界の曲線を得て数式化
する。
試験で確認
き
できる
領域
